EP4051476B1 - Preforme fibreuse tissee pour realiser une piece en materiau composite, notamment une aube de turbomachine - Google Patents

Preforme fibreuse tissee pour realiser une piece en materiau composite, notamment une aube de turbomachine Download PDF

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EP4051476B1
EP4051476B1 EP20807474.0A EP20807474A EP4051476B1 EP 4051476 B1 EP4051476 B1 EP 4051476B1 EP 20807474 A EP20807474 A EP 20807474A EP 4051476 B1 EP4051476 B1 EP 4051476B1
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strands
threads
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preform
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Safran SA
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Publication date
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Definitions

  • the present invention relates to the general field of composite material parts. More precisely, the invention relates to a fibrous preform for forming a stiffened composite material part, and its application to the manufacture of an aeronautical turbomachine blade.
  • a part made of composite material can be obtained by producing a fibrous preform and densifying the preform with a matrix.
  • the preform may be made of glass, carbon or ceramic fibers, and the matrix may be made of an organic material (polymer), carbon or ceramic.
  • the document WO 2019/097147 A1 discloses in figure 2 a fibrous preform intended to form the fibrous reinforcement of a piece of composite material with fibrous reinforcement densified by a matrix, the fibrous preform being in a single piece and obtained by three-dimensional weaving of a plurality of longitudinal wires or strands extending in a direction corresponding to the longitudinal direction of the part with a plurality of transverse wires or strands.
  • three-dimensional weaving we mean here a mode of weaving by which at least some of the warp threads (or longitudinal threads) bind weft threads (or transverse threads) on several layers of frame. Such weaving can be carried out in a jacquard type loom, in a manner known per se.
  • the fibrous preform according to the invention has the advantage of being achievable in a single weaving step, and of having a central portion which will serve, when the preform constitutes the fibrous reinforcement of a part made of composite material, as an element of stiffening along a longitudinal direction of the part.
  • the central portion is thus formed from pairs of transverse wires or strands which are split (separated) into unitary wires or strands then woven separately with longitudinal wires or strands which are added to the level of the central portion.
  • the central portion is thus linked by weaving to the skins, which ensures good hold of the whole.
  • transverse wires or strands it is not necessary to insert transverse wires or strands to produce the central portion, which simplifies weaving of the preform.
  • the crossing of longitudinal wires or strands coming from the first and second skin ensures the connection by weaving of the skins with the central portion, while increasing the mechanical strength of the whole.
  • At least part of the longitudinal wires or strands present in the central portion may have a higher density than the longitudinal wires or strands present in the first and second skin.
  • This characteristic makes it possible to increase the stiffness of the stiffening element which will be formed from the central portion when the preform is densified to form a part of composite material.
  • the density of the longitudinal wires or strands in the skins may be less than or equal to 24k, and the density of the longitudinal wires or strands in the central portion may be greater than or equal to 96k.
  • each of the first and second skin can have a two-dimensional surface weave on the side opposite the central portion.
  • the surface of the composite material part comprising such a preform will be smoother.
  • the longitudinal wires or strands may be warp wires or strands and the transverse wires or strands may be weft wires or strands.
  • the invention also relates to a part made of composite material with fibrous reinforcement densified by a matrix comprising a fibrous preform such as that presented above, the part having a first wall and a second wall formed by the first skin and the second skin of the fibrous preform between which extends a stiffening element formed by the central portion of said preform.
  • the stiffening element makes it possible to absorb the forces exerted on the part by increasing its stiffness.
  • the part can constitute an aeronautical turbomachine blade, the first wall and the second wall corresponding respectively to an intrados face and an extrados face of the blade.
  • the blade can in particular constitute an inlet or outlet guide vane of an aeronautical turbomachine.
  • the use of a fibrous preform according to the invention is advantageous for this application because such a blade has structural functions for the engine, between a core thereof and an external fairing.
  • the stiffening element increases the mechanical strength of the blade in traction and compression.
  • the blade can thus be hollow, and include two cavities which extend longitudinally on either side of the stiffening element, which makes it possible to reduce its mass compared to a solid blade.
  • the blade may comprise a pair of central flanges and at least one pair of lateral flanges at at least one longitudinal end, the pair of central flanges being formed from a disconnection provided in the central portion of the fibrous preform and the pair of side flanges being formed by extension of the first skin and the second skin of the fibrous preform.
  • Such unbinding can be obtained by locally omitting to bind adjacent layers of wires (here longitudinal wires) together, which allows unfolding of the portions of fibrous preform adjacent to the unbinding. This characteristic makes it possible to obtain continuity from the fibrous reinforcement of the part to the blade fixing flanges, which increases its reliability and mechanical strength.
  • the blade may comprise an aerodynamic profile extending transversely between a leading edge and a trailing edge, the leading edge and/or the trailing edge being formed by folding the first or of the second skin of the fibrous preform on the second or the first skin of the fibrous preform. It is thus possible to obtain a leading and/or trailing edge which has a shape conforming to the requirements and a good surface finish. In addition, by making the leading edge and/or the trailing edge in this way, the risk of opening of the leading edge and/or trailing edge in the event of impact or strong vibrations is reduced.
  • an end part of the first or second folded skin can be housed in a detachment provided in the second or in the first skin. It is thus possible to mask the end of the skin which is folded inside the separation made in the other skin, in order to obtain a good surface condition on the intrados and/or extrados face of the blade. Likewise, by making the leading edge and/or the trailing edge in this way, the risk of opening of the leading edge and/or trailing edge in the event of impact or strong vibrations is reduced.
  • the blade may comprise an aerodynamic profile extending transversely between a leading edge and a trailing edge, the leading edge and/or the trailing edge being formed by a fabric attached to the first and second skin of the fibrous preform.
  • FIG. 1 shows an example of a composite material part comprising a fibrous reinforcement densified by a matrix, the fibrous reinforcement of which can be obtained from a fibrous preform according to the invention.
  • the part 1 comprises a first wall 2, a second wall 3 and a stiffening element 4 extending between the first wall 2 and the second wall 3.
  • the stiffening element 4 takes the form of a beam which extends here in a longitudinal direction L of the part 1 between the walls 2 and 3.
  • Each wall 2, 3 extends in the longitudinal direction L and in a transverse direction T perpendicular to the longitudinal direction L.
  • FIG 2 shows a cross-sectional view of a fibrous preform 100 according to one embodiment of the invention used to form the fibrous reinforcement of the part of the figure 1 .
  • the preform 100 comprises a first skin 110 intended to form here the first wall 2 of the part 1, and a second skin 120 intended to form here the second wall 3 of the part 1.
  • the first skin 110 and the second skin 120 are connected by a central portion 130 intended to form the stiffening element 4 of part 1.
  • FIG. 2 shows a weft plan of the fibrous preform 100.
  • the weft threads bind together warp threads belonging to different layers of warp threads, with the exception of weft threads which may be present on the surface to produce a two-dimensional weave and the possible presence of local disconnections between layers of adjacent warp threads.
  • Different 3D or multi-layer weave weaves can be used, such as interlock, multi-satin or multi-canvas weaves, for example, as described in the document WO 2006/136755 .
  • the first skin 110 here comprises four layers of warp threads c 1 -c 4 , which are linked by weft threads t 1 -t 8 .
  • the second skin 120 similarly comprises four layers of warp threads c 13 -c 16 , which are linked by weft threads t 9 -t 16 .
  • the central portion comprises eight layers of warp threads c 5 -c 12 . It will be noted that there are, in the first skin 110 and in the second skin 120, twice as many weft threads as there are layers of warp threads because the weft threads are woven in pairs in certain parts of the skins 110 and 120.
  • the first skin 110 can be divided into three parts 110a, 110b and 110c along the transverse direction.
  • the first part 110a and the third part 110c constitute free parts of the first skin 110 which are located on either side of the central portion 130.
  • the weft threads are woven in pairs.
  • the weft threads t 1 and t 2 are woven together in part 110a and in part 110c, that is to say they follow the same path.
  • the weaving can be of the interlock type.
  • the weaving of the weft threads t 1 and t 2 is two-dimensional so as to give a smooth surface to the part. made of composite material.
  • the second skin 120 can be divided into three parts 120a, 120b and 120c along the transverse direction T.
  • the first part 120a and the third part 120c constitute free parts of the second skin 120 which are located on either side and on the other side of the central portion 130.
  • the weft threads are woven in pairs.
  • the weft threads t 15 and t 16 are woven together in part 120a and in part 120c, that is to say they follow the same path.
  • the weaving can be of the interlock type.
  • the weft threads of each pair of weft threads t 1 -t 2 , t 3 -t 4 , t 5 -t 6 and t 7 -t 8 are separated into two unit threads at the level of the central portion 130, and generally on either side of it.
  • the unitary threads are woven separately with warp threads in the part 110b and in the central portion 130.
  • woven separately we mean that the threads no longer follow the same path. The separation of pairs (or doubling of pairs) thus makes it possible to double the number of weft threads available at the central portion to be able to weave it with layers of additional warp threads.
  • weft threads t 1 to t 4 are woven respectively with the layers of warp threads c 1 to c 4 in the part 110b of the first skin 110, while the weft threads t 5 to t 8 are woven respectively with the layers of warp threads c 5 , c 6 , c 8 and c 9 in the central portion 130.
  • a portion of the unitary weft threads of the first skin 110 are woven with layers of warp threads of the first skin 110
  • another part of the unitary weft threads of the first skin 110 are woven with layers of warp threads of the central portion 130.
  • the weft threads of each pair of weft threads t 9 -t 10 , t 11 -t 12 , t 13 -t 14 and t 15 -t 16 are separated into two unit threads at the level of the central portion 130, and generally on either side of it.
  • the unitary threads are woven separately with warp threads in the part 120b and in the central portion 130.
  • the weft threads t 13 to t 16 are woven respectively with the layers of warp threads c 13 to c 16 in the second skin part 120b 120
  • the weft threads t 9 to t 12 are woven respectively with the layers of warp threads c 7 , c 10 to c 12 in the central portion.
  • a part of the unitary weft yarns of the second skin 120 are woven with layers of warp yarns of the second skin 120, and another part of the unitary weft yarns of the second skin 120 are woven with layers of warp yarns of the central portion 130.
  • the unit weft threads obtained by splitting pairs of weft threads are each woven with a single layer of different warp threads in the parts 110b and 120b and in the central portion 130.
  • the unitary weft threads t 7 and t 8 coming from the first portion 110 cross the weft thread t 9 coming from the second portion 120 in the central portion 130.
  • This crossing allows here that the layers of warp threads c 7 , c 8 and c 9 are linked to the first skin 110 by the weft threads t 7 and t 8 , and to the second skin 120 by the weft thread t 9 .
  • other weaving weaves can be considered by retaining the crossing, at least twice, of weft threads coming from the first 110 and the second 120 skin in the central portion 130 in order to ensure the cohesion of the preform 100.
  • warp threads per column in the first skin 110 and in the second skin 120 there are four warp threads per column in the first skin 110 and in the second skin 120, i.e. eight threads per column at the level of the free parts 110a, 120a, 110c, 120c of the skins.
  • the number of warp threads in the same warp column is here gradually increased to reach sixteen warp threads per column in the preform at the central portion 130.
  • the weft threads of the pairs of weft threads are separated at different warp columns, that is to say at different locations along the transverse direction T, this allows a gradual introduction of new warp threads and easier weaving.
  • the title (that is to say average number of filaments constituting the threads) of the warp threads of layers c 5 to c 12 in the central portion 130 may be greater than the title of the warp threads of layers c 1 to c 4 and c 13 to c 16 in the skins 110 and 120, in order to increase the stiffening function of the central portion 130 in a part made of composite material.
  • FIG. 3 shows a schematic view in longitudinal section of a dual-flow turbojet 10 centered on the axis X. It comprises, from upstream to downstream: a fan 11, a low pressure compressor 12, a high pressure compressor 13, a combustion chamber 14, a high pressure turbine 15, and a low pressure turbine 16.
  • a fan 11 At the inlet of the turbojet 10, the air flow entering the blower 11 is divided into a primary flow or hot flow, and a secondary flow or cold flow.
  • the flow channel of the secondary flow conventionally comprises a rectifier provided with outlet guide vanes 200 (or “OGV” for “Outlet Guide Vane”) arranged downstream of the fan 11, which have the particular function of straightening the cold flow at the outlet of the fan 11 to obtain maximum thrust.
  • OOV outlet Guide Vane
  • These blades 200 also have a structural function and must in particular be capable of withstanding the forces exerted by the engine in operation, or a shock due to the ingestion of an object by the fan 11, or even the detachment of a blade from the fan 11. Thus, these blades 200 must both have satisfactory mechanical properties while being sufficiently light to improve the propulsion efficiency of the engine.
  • FIG. 4 very schematically shows an outlet guide vane 200 of an aeronautical turbomachine.
  • the blade 200 extends in the longitudinal direction L, and in the transverse direction T between a leading edge 201 and a trailing edge 202. It also has an intrados face 210 and an extrados face 220. Each of its longitudinal ends, the blade 200 has a pair of central flanges 230 and two pairs of lateral flanges 240 which allow it to be fixed in the engine via fixing holes 231, 241.
  • the blade 200 is hollow and comprises two cavities longitudinal 203 opening at each longitudinal end of the blade 200. The longitudinal cavities are separated by a stiffening element 204 which extends between the intrados 210 and extrados 220 faces along the longitudinal direction L.
  • the blade 200 is made of composite material with fibrous reinforcement densified by a matrix.
  • the fibrous reinforcement of the blade 200 (illustrated in a section halfway up on the blade 200 of the Figure 4 ) is here obtained from a fibrous preform 100 such as that illustrated in the figure 2 .
  • the first 110 and the second 120 skins of the fibrous preform 100 form the intrados and extrados faces of the blade 200, and the central portion 130 of the preform 100 forms the stiffening element 204.
  • the skins 110 and 120 of the fibrous preform 100 are joined at their free ends in order to form the edges of the blade 200.
  • FIG. 5 shows a longitudinal sectional view of the fibrous reinforcement of the blade 200 at the level of the pair of central flanges 230. It can be seen that the fibrous reinforcement is continuous between the stiffening element 204 and the ends of the flanges of the pair of flanges 230.
  • the pair of central flanges 230 is in fact obtained from a separation 232 formed in the fibrous preform 100 during its weaving. To obtain such unbinding, we deliberately omitted to weave together layers of longitudinal wires with transverse wires so as to be able to unfold the preform. In order to fill the space created by the unfolding of the unbound portions of the fibrous preform, an insert 233 can be placed at the level of the unbinding 232.
  • FIG. 6 shows a longitudinal sectional view of the fibrous reinforcement of the blade 200 at the level of a pair of lateral flanges 240. It can be seen that the fibrous reinforcement is continuous between the intrados and extrados faces, and the ends of the flanges of the pair of flanges 240.
  • the pair of lateral flanges 240 is in fact obtained by extending the first 110 and second 120 skin of the fibrous preform 100 and unfolding them beyond the end of the blade 200.
  • the fibrous preform 100 used is similar to that illustrated in the figure 2 .
  • a fabric 140 is attached to the joined ends of the first 110 and second 120 skins.
  • the fibrous preform 100' used always comprises a first skin 110 and a second skin 120, as for the preform 100 of the figure 2 .
  • the second skin 120 has, on the side of the edge to be formed, a greater length in the transverse direction than the first skin 110.
  • the part 121 of the second skin 120 which extends beyond the first skin may have a weave two-dimensional, for example canvas type.
  • the fibrous preform 100" is similar to the fibrous preform 100' in that the second skin 120 has a part 121 which extends beyond the first skin 110 in the transverse direction.
  • the part 121 can have a two-dimensional weave , for example of canvas type.
  • the first skin 110 here comprises a separation 111 opening onto the surface and which extends in the transverse direction inside the first skin 110.
  • the part is folded 121 of the second skin 120 on the first skin 110, and the part 121 is inserted inside the detachment 111.
  • the end of the part 121 is housed in the first skin 110 which gives a surface finish more regular on the face of the blade 200 which will be formed by the first skin 110.
  • the fibers of the fibrous preform are made of a material chosen according to the intended application, for example glass, carbon or ceramic.
  • the densification of the fibrous preform by a matrix to obtain a part made of composite material is carried out by maintaining the preform in conformation tooling at least until stiffening (or consolidation) of the preform.
  • Inflatable bladders can be used to form hollow parts in the part and prevent them from being filled by a die.
  • inflatable bladders can be used to form the hollow parts 203 of the blade 200.
  • the matrix is of a nature chosen according to the intended application, for example an organic matrix obtained in particular from a polymer matrix precursor resin such as an epoxy, bismaleimide or polyimide resin, or a carbon matrix or a matrix ceramic.
  • a polymer matrix precursor resin such as an epoxy, bismaleimide or polyimide resin, or a carbon matrix or a matrix ceramic.
  • the fibrous preform is impregnated with a composition containing the matrix precursor resin, before conformation in a tool, or after conformation, the impregnation being in the latter case carried out for example by infusion or an RTM type process (“Resin Transfer Molding”) in a suitable mold.
  • RTM Resin Transfer Molding
  • densification can be carried out by chemical infiltration in the gas phase, or CVI (“Chemical Vapor Infiltration”) or by impregnation with a liquid composition containing a carbon or ceramic precursor resin. and heat treatment of pyrolysis or ceramization of the precursor, these processes being well known per se.

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Description

    Domaine Technique
  • La présente invention se rapporte au domaine général des pièces en matériau composite. Plus précisément, l'invention se rapporte à une préforme fibreuse pour former une pièce en matériau composite raidie, et son application à la fabrication d'une aube de turbomachine aéronautique.
    • Technique antérieure
  • De façon bien connue, une pièce en matériau composite peut être obtenue par réalisation d'une préforme fibreuse et densification de la préforme par une matrice. Selon l'application envisagée, la préforme peut être en fibres de verre, carbone ou céramique, et la matrice peut être en un matériau organique (polymère), en carbone ou en céramique.
  • Pour les pièces de forme relativement complexe, il est connu de réaliser une structure fibreuse ou ébauche en une seule pièce par tissage tridimensionnel (3D) ou multicouches et de mettre en forme la structure fibreuse pour obtenir une préforme fibreuse ayant une forme voisine de celle de la pièce à fabriquer.
  • Dans le domaine de la fabrication d'aubes de turbomachine en matériau composite, on cherche toujours à augmenter la tenue mécanique de l'aube tout en réduisant sa masse. S'il est aujourd'hui possible de fabriquer des aubes creuses en matériau composite à partir d'une préforme fibreuse tissée en une seule pièce, leur raideur doit toujours être améliorée, notamment lorsqu'il s'agit d'aubes directrices d'entrée ou de sortie (IGV ou OGV).
  • Le document WO 2019/097147 A1 divulgue en figure 2 une préforme fibreuse destinée à former le renfort fibreux d'une pièce en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d'une pluralité de fils ou torons longitudinaux s'étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale de la pièce avec une pluralité de fils ou torons transversaux.
  • Ainsi, il existe toujours un besoin pour une préforme fibreuse en une seule pièce qui permette d'obtenir des pièces en matériau composite conciliant une masse réduite et une raideur améliorée.
    • Exposé de l'invention
  • Selon un aspect de l'invention, ce but est atteint par une préforme fibreuse destinée à former le renfort fibreux d'une pièce en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d'une pluralité de fils ou torons longitudinaux s'étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale de la pièce avec une pluralité de fils ou torons transversaux, la préforme comprenant une première peau, une deuxième peau, et une portion centrale reliant la première peau à la deuxième peau, la portion centrale étant destinée à former un élément de raidissement de la pièce le long de la direction longitudinale, caractérisée en ce que, dans un plan transversal de la préforme :
    • des fils ou torons transversaux de la première peau et de la deuxième peau sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d'autre de la portion centrale,
    • les fils ou torons d'au moins une première paire de fils ou torons transversaux de la première peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion centrale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion,
    • les fils ou torons d'au moins une deuxième paire de fils ou torons transversaux de la deuxième peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion centrale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et
    • au moins un fil ou toron de la première paire et au moins un fil ou toron de la deuxième paire se croisent au moins deux fois dans la portion centrale.
  • Par « tissage tridimensionnel », « tissage 3D », « tissage multicouches » on entend ici un mode de tissage par lequel certains au moins des fils de chaîne (ou fils longitudinaux) lient des fils de trame (ou fils transversaux) sur plusieurs couches de trame. Un tel tissage peut être réalisé dans un métier à tisser de type jacquard, de façon connue en soi.
  • La préforme fibreuse selon l'invention présente l'avantage d'être réalisable en une seule étape de tissage, et de présenter une portion centrale qui servira, lorsque la préforme constitue le renfort fibreux d'une pièce en matériau composite, d'élément de raidissement le long d'une direction longitudinale de la pièce. La portion centrale est ainsi formée à partir de paires de fils ou torons transversaux qui sont dédoublées (séparées) en fils ou torons unitaires tissés ensuite séparément avec des fils ou torons longitudinaux qui sont ajoutés au niveau de la portion centrale. Par ce mode de tissage à partir de paires dédoublées, la portion centrale est ainsi liée par tissage aux peaux, ce qui assure une bonne tenue de l'ensemble. En outre, il n'est pas nécessaire d'insérer des fils ou torons transversaux pour réaliser la portion centrale, ce qui simplifie le tissage de la préforme. Le croisement de fils ou torons longitudinaux provenant de la première et de la deuxième peau permet d'assurer la liaison par tissage des peaux avec la portion centrale, tout en augmentant la tenue mécanique de l'ensemble.
  • Dans un exemple de réalisation, au moins une partie des fils ou torons longitudinaux présents dans la portion centrale peut présenter un titre supérieur au titre des fils ou torons longitudinaux présents dans la première et la deuxième peau. Cette caractéristique permet d'augmenter la raideur de l'élément de raidissement qui sera formé à partir de la portion centrale lorsque la préforme sera densifiée pour former une pièce en matériau composite. Par exemple le titre des fils ou torons longitudinaux dans les peaux peut être inférieur ou égal à 24k, et le titre des fils ou torons longitudinaux dans la portion centrale peut être supérieur ou égal à 96k.
  • Dans un exemple de réalisation, chacune de la première et de la deuxième peau peut présenter du côté opposé à la portion centrale un tissage bidimensionnel en surface. Ainsi, la surface de la pièce en matériau composite comprenant une telle préforme sera plus lisse.
  • Dans un exemple de réalisation, les fils ou torons longitudinaux peuvent être des fils ou torons de chaîne et les fils ou torons transversaux peuvent être des fils ou torons de trame.
  • L'invention a aussi pour objet une pièce en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice comprenant une préforme fibreuse telle que celle présentée ci-avant, la pièce ayant une première paroi et une deuxième paroi formées par la première peau et la deuxième peau de la préforme fibreuse entre lesquelles s'étend un élément de raidissement formé par la portion centrale de ladite préforme. L'élément de raidissement permet de reprendre les efforts s'exerçant sur la pièce en augmentant la raideur de celle-ci.
  • Dans un exemple de réalisation, la pièce peut constituer une aube de turbomachine aéronautique, la première paroi et la deuxième paroi correspondant respectivement à une face intrados et à une face extrados de l'aube. L'aube peut en particulier constituer une aube directrice d'entrée ou de sortie de turbomachine aéronautique. L'emploi d'une préforme fibreuse selon l'invention est avantageux pour cette application car une telle aube présente des fonctions structurales pour le moteur, entre un coeur de celui-ci et un carénage externe. L'élément de raidissement augmente la tenue mécanique de l'aube en traction et en compression. L'aube peut ainsi être creuse, et comprendre deux cavités qui s'étendent longitudinalement de part et d'autre de l'élément de raidissement, ce qui permet de réduire sa masse par rapport à une aube pleine.
  • Dans un exemple de réalisation, l'aube peut comprendre une paire de brides centrale et au moins une paire de brides latérale à au moins une extrémité longitudinale, la paire de brides centrale étant formée à partir d'une déliaison ménagée dans la portion centrale de la préforme fibreuse et la paire de brides latérale étant formée par prolongement de la première peau et de la deuxième peau de la préforme fibreuse. Une telle déliaison peut être obtenue en omettant localement de lier entre elles des couches de fils adjacentes (ici de fils longitudinaux), ce qui permet un dépliage des parties de préforme fibreuse adjacentes à la déliaison. Cette caractéristique permet d'obtenir une continuité du renfort fibreux de la pièce jusqu'aux brides de fixation de l'aube, ce qui en augmente la fiabilité et la tenue mécanique.
  • Dans un exemple de réalisation, l'aube peut comprendre un profil aérodynamique s'étendant transversalement entre un bord d'attaque et un bord de fuite, le bord d'attaque et/ou le bord de fuite étant formé par repli de la première ou de la deuxième peau de la préforme fibreuse sur la deuxième ou la première peau de la préforme fibreuse. On peut ainsi obtenir un bord d'attaque et/ou de fuite qui présente une forme conforme aux exigences et un bon état de surface. En outre, en réalisant le bord d'attaque et/ou le bord de fuite de la sorte, on réduit le risque d'ouverture du bord d'attaque et/ou de fuite en cas d'impact ou de fortes vibrations.
  • Dans un exemple de réalisation, une partie d'extrémité de la première ou de la deuxième peau repliée peut être logée dans une déliaison ménagée dans la deuxième ou dans la première peau. On peut ainsi masquer l'extrémité de la peau qui est repliée à l'intérieur de la déliaison ménagée dans l'autre peau, afin d'obtenir un bon état de surface sur la face intrados et/ou extrados de l'aube. De même, en réalisant le bord d'attaque et/ou le bord de fuite de la sorte, on réduit le risque d'ouverture du bord d'attaque et/ou de fuite en cas d'impact ou de fortes vibrations.
  • Dans un exemple de réalisation, l'aube peut comprendre un profil aérodynamique s'étendant transversalement entre un bord d'attaque et un bord de fuite, le bord d'attaque et/ou le bord de fuite étant formé par un tissu rapporté sur la première et la deuxième peau de la préforme fibreuse.
    • Brève description des dessins
  • D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention ressortiront de la description faite ci-dessous, en référence aux dessins annexés qui en illustrent des exemples de réalisation dépourvus de tout caractère limitatif. Sur les figures :
    • [Fig. 1] La figure 1 montre une pièce en matériau composite selon un mode de réalisation de l'invention.
    • [Fig. 2] La figure 2 montre un exemple d'armure de tissage selon un plan transversal d'une préforme fibreuse selon un mode de réalisation de l'invention.
    • [Fig. 3] La figure 3 est une vue très schématique en coupe longitudinale d'une turbomachine aéronautique.
    • [Fig. 4] La figure 4 est une vue schématique d'une aube directrice d'entrée de turbomachine aéronautique.
    • [Fig. 5] La figure 5 montre une vue en coupe longitudinale de l'aube de la figure 4 au niveau d'une de ses brides de fixation.
    • [Fig. 6] La figure 6 montre une vue en coupe longitudinale de l'aube de la figure 4 au niveau d'une autre de ses brides de fixation.
    • [Fig. 7] La figure 7 montre une première façon de former un bord d'attaque ou un bord de fuite d'une aube de turbomachine aéronautique à partir d'une préforme fibreuse selon différents modes de réalisation de l'invention.
    • [Fig. 8] La figure 8 montre une deuxième façon de former un bord d'attaque ou un bord de fuite d'une aube de turbomachine aéronautique à partir d'une préforme fibreuse selon différents modes de réalisation de l'invention.
    • [Fig. 9] La figure 9 montre une première façon de former un bord d'attaque ou un bord de fuite d'une aube de turbomachine aéronautique à partir d'une préforme fibreuse selon différents modes de réalisation de l'invention.
    Description des modes de réalisation
  • La figure 1 montre un exemple de pièce en matériau composite comprenant un renfort fibreux densifié par une matrice, dont le renfort fibreux peut être obtenu à partir d'une préforme fibreuse selon l'invention. La pièce 1 comprend une première paroi 2, une deuxième paroi 3 et un élément de raidissement 4 s'étendant entre la première paroi 2 et la deuxième paroi 3. L'élément de raidissement 4 prend la forme d'une poutre qui s'étend ici selon une direction longitudinale L de la pièce 1 entre les parois 2 et 3. Chaque paroi 2, 3 s'étend selon la direction longitudinale L et selon une direction transversale T perpendiculaire à la direction longitudinale L.
  • La figure 2 montre une vue en coupe transversale d'une préforme fibreuse 100 selon un mode de réalisation de l'invention utilisée pour former le renfort fibreux de la pièce de la figure 1. La préforme 100 comprend une première peau 110 destinée à former ici la première paroi 2 de la pièce 1, et une deuxième peau 120 destinée à former ici la deuxième paroi 3 de la pièce 1. La première peau 110 et la deuxième peau 120 sont reliées par une portion centrale 130 destinée à former l'élément de raidissement 4 de la pièce 1.
  • Sur la figure 2 sont représentées des couches c1-c16 de fils ou torons de chaîne (longitudinaux) et les trajets de fils ou torons de trame t1-t16 (transversaux). Par souci de simplification, on parlera de fils de chaîne et de fils de trame dans la suite de la description. La figure 2 montre ainsi un plan de trame de la préforme fibreuse 100. Les fils de trame lient entre eux des fils de chaîne appartenant à des couches de fils de chaîne différentes, exception faite de fils de trame qui peuvent être présents en surface pour réaliser un tissage bidimensionnel et de la présence éventuelle de déliaisons locales entre couches de fils de chaîne adjacentes. Différentes armures de tissage 3D ou multi-couches peuvent être utilisées, telles que des armures interlock, multi-satin ou multi-toile, par exemple, comme décrit dans le document WO 2006/136755 .
  • La première peau 110 comprend ici quatre couches de fils de chaîne c1-c4, qui sont liées par des fils de trame t1-t8. La deuxième peau 120 comprend de manière similaire quatre couches de fils de chaîne c13-c16, qui sont liées par des fils de trame t9-t16. La portion centrale comprend quant à elle huit couches de fils de chaîne c5-c12. On notera qu'il y a, dans la première peau 110 et dans la deuxième peau 120, deux fois plus de fils de trame que de couches de fils de chaîne car les fils de trame sont tissés par paires dans certaines parties des peaux 110 et 120.
  • La première peau 110 peut être divisée en trois parties 110a, 110b et 110c le long de la direction transversale. La première partie 110a et la troisième partie 110c constituent des parties libres de la première peau 110 qui sont situées de part et d'autre de la portion centrale 130. Dans la première 110a et dans la troisième partie 110c, les fils de trame sont tissés par paires. Ainsi, par exemple, les fils de trame t1 et t2 sont tissés ensemble dans la partie 110a et dans la partie 110c, c'est-à-dire qu'ils suivent le même trajet. En particulier, dans les parties 110a et 110c, le tissage peut être de type interlock. On notera que sur la surface de la première peau 110 opposée à la portion centrale 130, et dans les parties 110a et 110c le tissage des fils de trame t1 et t2 est bidimensionnel de façon à conférer un état de surface lisse à la pièce en matériau composite.
  • De manière similaire, la deuxième peau 120 peut être divisée en trois parties 120a, 120b et 120c le long de la direction transversale T. La première partie 120a et la troisième partie 120c constituent des parties libres de la deuxième peau 120 qui sont situées de part et d'autre de la portion centrale 130. Dans la première 120a et dans la troisième partie 120c, les fils de trame sont tissés par paires. Ainsi, par exemple, les fils de trame t15 et t16 sont tissés ensemble dans la partie 120a et dans la partie 120c, c'est-à-dire qu'ils suivent le même trajet. En particulier, dans les parties 120a et 120c, le tissage peut être de type interlock. On notera que sur la surface de la deuxième peau 120 opposée à la portion centrale 130, et dans les parties 120a et 120c le tissage des fils de trame t15 et t16 est bidimensionnel de façon à conférer un état de surface lisse à la pièce en matériau composite.
  • Dans l'exemple illustré, les fils de trame de chaque paire de fils de trame t1-t2, t3-t4, t5-t6 et t7-t8 sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion centrale 130, et généralement de part et d'autre de celle-ci. Une fois séparés, les fils unitaires sont tissés séparément avec des fils de chaîne dans la partie 110b et dans la portion centrale 130. Par « tissés séparément » on entend que les fils ne suivent plus le même trajet. La séparation des paires (ou dédoublement des paires) permet ainsi de doubler le nombre de fils de trame disponibles au niveau de la portion centrale pour pouvoir tisser celle-ci avec des couches de fils de chaîne supplémentaires. Ainsi, les fils de trame t1 à t4 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c1 à c4 dans la partie 110b de la première peau 110, alors que les fils de trame t5 à t8 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c5, c6, c8 et c9 dans la portion centrale 130. Une partie des fils de trame unitaires de la première peau 110 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la première peau 110, et une autre partie des fils de trame unitaires de la première peau 110 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la portion centrale 130.
  • Dans l'exemple illustré, les fils de trame de chaque paire de fils de trame t9-t10, t11-t12, t13-t14 et t15-t16 sont séparés en deux fils unitaires au niveau de la portion centrale 130, et généralement de part et d'autre de celle-ci. Une fois séparés, les fils unitaires sont tissés séparément avec des fils de chaîne dans la partie 120b et dans la portion centrale 130. Ainsi, les fils de trame t13 à t16 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c13 à c16 dans la partie 120b deuxième peau 120, alors que les fils de trame t9 à t12 sont tissés respectivement avec les couches de fils de chaîne c7, c10 à c12 dans la portion centrale. Une partie des fils de trame unitaires de la deuxième peau 120 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la deuxième peau 120, et une autre partie des fils de trame unitaires de la deuxième peau 120 sont tissés avec des couches de fils de chaîne de la portion centrale 130.
  • Dans l'exemple illustré, les fils de trame unitaires obtenus par dédoublement des paires de fils de trame sont tissés chacun avec une seule couche de fils de chaîne différente dans les parties 110b et 120b et dans la portion centrale 130.
  • Dans l'exemple illustré, les fils de trame unitaires t7 et t8 provenant de la première portion 110 croisent le fil de trame t9 provenant de la deuxième portion 120 dans la portion centrale 130. Ce croisement permet ici que les couches de fils de chaîne c7, c8 et c9 soient liées à la première peau 110 par les fils de trame t7 et t8, et à la deuxième peau 120 par le fil de trame t9. Bien entendu, d'autres armures de tissage peuvent être envisagées en conservant le croisement, au moins deux fois, de fils de trame provenant de la première 110 et de la deuxième 120 peau dans la portion centrale 130 afin d'assurer la cohésion de la préforme 100. Ainsi, dans cet exemple, une partie seulement des fils de trame unitaires provenant de la première peau 110 croise une partie seulement des fils de trame unitaires provenant de la deuxième peau 120 ; les autres fils de trame unitaires étant tissés avec des couches de fils de chaîne différentes sans se croiser entre eux.
  • Dans l'exemple illustré, il y a quatre fils de chaîne par colonne dans la première peau 110 et dans la deuxième peau 120, soit huit fils par colonne au niveau des parties libres 110a, 120a, 110c, 120c des peaux. Le nombre de fils de chaînes d'une même colonne de chaîne est ici progressivement augmenté pour atteindre seize fils de chaîne par colonne dans la préforme au niveau de la portion centrale 130. Dans cet exemple, les fils de trame des paires de fils de trame sont séparés au niveau de colonnes de chaîne différentes, c'est-à-dire à des emplacements différents le long de la direction transversale T, cela permet une introduction progressive des nouveaux fils de chaîne et un tissage plus aisé.
  • Il peut être avantageux que le titre (c'est-à-dire nombre de filaments moyen constituant les fils) des fils de chaîne des couches c5 à c12 dans la portion centrale 130 soit supérieur au titre des fils de chaîne des couches c1 à c4 et c13 à c16 dans les peau 110 et 120, afin d'augmenter la fonction de raidissement de la portion centrale 130 dans une pièce en matériau composite.
  • La figure 3 montre une vue schématique en coupe longitudinale d'un turboréacteur à double flux 10 centré sur l'axe X. Il comporte, d'amont en aval :
    une soufflante 11, un compresseur basse pression 12, un compresseur haute pression 13, une chambre de combustion 14, une turbine haute pression 15, et une turbine basse pression 16. A l'entrée du turboréacteur 10, le flux d'air entrant dans la soufflante 11 est divisé en un flux primaire ou flux chaud, et en un flux secondaire ou flux froid. Le canal d'écoulement du flux secondaire comprend classiquement un redresseur muni d'aubes directrices de sortie 200 (ou « OGV » pour « Outlet Guide Vane ») disposées en aval de la soufflante 11, qui ont notamment pour fonction de redresser le flux froid en sortie de la soufflante 11 pour en tirer le maximum de poussée. Ces aubes 200 ont également une fonction structurale et doivent notamment être capables de supporter des efforts exercés par le moteur en fonctionnement, ou un choc du à l'ingestion d'un objet par la soufflante 11, ou encore le détachement d'une aube de la soufflante 11. Ainsi, ces aubes 200 doivent à la fois présenter des propriétés mécaniques satisfaisantes tout en étant suffisamment légères pour améliorer le rendement propulsif du moteur.
  • Un exemple d'utilisation d'une préforme 100 selon un mode de réalisation de l'invention pour fabriquer une aube de turbomachine aéronautique en matériau composite, notamment une aube directrice de sortie 200, va à présent être décrit en lien avec les figures 4 à 9.
  • La figure 4 montre de façon très schématique une aube directrice de sortie 200 d'une turbomachine aéronautique. L'aube 200 s'étend selon la direction longitudinale L, et selon la direction transversale T entre un bord d'attaque 201 et un bord de fuite 202. Elle présente en outre une face intrados 210 et une face extrados 220. A chacune de ses extrémités longitudinales, l'aube 200 présente une paire de brides centrale 230 et deux paires de brides latérales 240 qui permettent sa fixation dans le moteur par le biais de trous de fixation 231, 241. L'aube 200 est creuse et comprend deux cavités longitudinales 203 débouchant à chaque extrémité longitudinale de l'aube 200. Les cavités longitudinales sont séparées par un élément de raidissement 204 qui s'étend entre les faces intrados 210 et extrados 220 le long de la direction longitudinale L.
  • L'aube 200 est en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice. Le renfort fibreux de l'aube 200 (illustré dans une coupe à mi-hauteur sur l'aube 200 de la figure 4) est ici obtenu à partir d'une préforme fibreuse 100 telle que celle illustrée sur la figure 2. En particulier, la première 110 et la deuxième 120 peaux de la préforme fibreuse 100 forment les faces intrados et extrados de l'aube 200, et la portion centrale 130 de la préforme 100 forme l'élément de raidissement 204. Les peaux 110 et 120 de la préforme fibreuse 100 sont jointes à leurs extrémités libres afin de former les bords de l'aube 200.
  • La figure 5 montre une vue en coupe longitudinale du renfort fibreux de l'aube 200 au niveau de la paire de brides centrale 230. On peut voir que le renfort fibreux est continu entre l'élément de raidissement 204 et les extrémités des brides de la paire de brides 230. La paire de brides centrale 230 est en effet obtenu à partir d'une déliaison 232 ménagée dans la préforme fibreuse 100 au cours de son tissage. Pour obtenir une telle déliaison, on a omis volontairement de tisser entre elles des couches de fils longitudinaux par des fils transversaux de façon à pouvoir déplier la préforme. Afin de combler l'espace créé par le dépliage des portions déliées de la préforme fibreuse, un insert 233 peut être placé au niveau de la déliaison 232.
  • La figure 6 montre une vue en coupe longitudinale du renfort fibreux de l'aube 200 au niveau d'une paire de brides latérale 240. On peut voir que le renfort fibreux est continu entre les faces intrados et extrados, et les extrémités des brides de la paire de brides 240. La paire de brides latérales 240 est en effet obtenue par prolongement des première 110 et deuxième 120 peau de la préforme fibreuse 100 et dépliage de celles-ci au-delà de l'extrémité de l'aube 200.
  • Sur les figures 7 à 9 on a représenté différentes façons de former le bord d'attaque 201 ou le bord de fuite 202 de l'aube 200 à partir de préformes fibreuses selon différents modes de réalisation de l'invention. Les figures 7 à 9 montrent schématiquement des coupes transversales de préformes fibreuses.
  • Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 7, la préforme fibreuse 100 utilisée est similaire à celle illustrée sur la figure 2. Pour former le bord de l'aube 200, on rapporte un tissu 140 sur les extrémités jointes des première 110 et deuxième 120 peaux.
  • Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 8, la préforme fibreuse 100' utilisée comporte toujours une première peau 110 et une deuxième peau 120, comme pour la préforme 100 de la figure 2. La deuxième peau 120 présente, du côté du bord à former, une longueur plus importante dans la direction transversale que la première peau 110. La partie 121 de la deuxième peau 120 qui s'étend au-delà de la première peau peut présenter un tissage bidimensionnel, par exemple de type toile. Pour former le bord, on replie la partie 121 de la deuxième peau 120 sur la première peau 110 afin de recouvrir la frontière entre les deux peaux 110 et 120.
  • Dans le mode de réalisation illustré sur la figure 9, la préforme fibreuse 100" est similaire à la préforme fibreuse 100' en ce que la deuxième peau 120 présente une partie 121 qui s'étend au-delà de la première peau 110 dans la direction transversale. La partie 121 peut présenter un tissage bidimensionnel, par exemple de type toile. En outre, la première peau 110 comporte ici une déliaison 111 débouchant en surface et qui s'étend selon la direction transversale à l'intérieur de la première peau 110. Pour former le bord, on replie la partie 121 de la deuxième peau 120 sur la première peau 110, et on insère la partie 121 à l'intérieur de la déliaison 111. Ainsi, l'extrémité de la partie 121 est logée dans la première peau 110 ce qui confère un état de surface plus régulier à la face de l'aube 200 qui sera formée par la première peau 110.
  • On notera qu'il est possible de recouvrir le bord d'attaque 201 de l'aube 200 d'un clinquant métallique pour augmenter la solidité de l'aube 200 en cas d'impact avec un objet.
  • De manière générale, les fibres de la préforme fibreuse sont en un matériau choisi en fonction de l'application envisagée, par exemple en verre, en carbone ou en céramique.
  • La densification de la préforme fibreuse par une matrice pour obtenir une pièce en matériau composite est réalisée en maintenant la préforme dans un outillage de conformation au moins jusqu'à rigidification (ou consolidation) de la préforme. Des vessies gonflables peuvent être utilisées pour former des parties creuses dans la pièce et empêcher leur remplissage par une matrice. En particulier, des vessies gonflables peuvent être utilisées pour former les parties creuses 203 de l'aube 200.
  • La matrice est de nature choisie en fonction de l'application envisagée, par exemple une matrice organique obtenue notamment à partir d'une résine précurseur de matrice polymère telle qu'une résine époxyde, bismaléimide ou polyimide, ou une matrice en carbone ou une matrice en céramique.
  • Dans le cas d'une matrice organique, la préforme fibreuse est imprégnée par une composition contenant la résine précurseur de matrice, avant conformation dans un outillage, ou après conformation, l'imprégnation étant dans ce dernier cas réalisée par exemple par infusion ou un procédé de type RTM (« Resin Transfer Molding ») dans un moule adapté. Dans le cas d'une matrice en carbone ou en céramique, la densification pourra être réalisée par infiltration chimique en phase gazeuse, ou CVI (« Chemical Vapour Infiltration ») ou par imprégnation par une composition liquide contenant une résine précurseur de carbone ou de céramique et traitement thermique de pyrolyse ou céramisation du précurseur, ces procédés étant bien connus en soi.

Claims (10)

  1. Préforme fibreuse (100) destinée à former le renfort fibreux d'une pièce en matériau composite (1) à renfort fibreux densifié par une matrice, la préforme fibreuse étant en une seule pièce et obtenue par tissage tridimensionnel d'une pluralité de fils ou torons longitudinaux (c1-c16) s'étendant dans une direction correspondant à la direction longitudinale (L) de la pièce avec une pluralité de fils ou torons transversaux (t1-t16), la préforme comprenant une première peau (110), une deuxième peau (120), et une portion centrale (130) reliant la première peau à la deuxième peau, la portion centrale étant destinée à former un élément de raidissement (4) de la pièce le long de la direction longitudinale, caractérisée en ce que, dans un plan transversal de la préforme :
    - des fils ou torons transversaux de la première peau (t1-t8) et de la deuxième peau (t9-t16) sont tissés par paires dans la première peau et dans la deuxième peau de part et d'autre de la portion centrale,
    - les fils ou torons d'au moins une première paire de fils ou torons transversaux (t5-t6, t7-t8) de la première peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion centrale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion,
    - les fils ou torons d'au moins une deuxième paire de fils ou torons transversaux (t9-t10, t11-t12) de la deuxième peau sont séparés en deux fils ou torons unitaires au niveau de la portion centrale, lesdits fils ou torons unitaires étant tissés séparément avec des fils ou torons longitudinaux dans ladite portion, et
    - au moins un fil ou toron (t7, t8) de la première paire et au moins un fil ou toron de la deuxième paire (t9) se croisent au moins deux fois dans la portion centrale.
  2. Préforme fibreuse selon la revendication 1, dans laquelle au moins une partie des fils ou torons longitudinaux (c5-c12) présents dans la portion centrale (130) présentent un titre supérieur au titre des fils ou torons longitudinaux (c1-c4, c13-c16) présents dans la première (110) et la deuxième peau (120).
  3. Préforme fibreuse selon la revendication 1 ou 2, dans laquelle chacune de la première (110) et de la deuxième peau (120) présente du côté opposé à la portion centrale (130) un tissage bidimensionnel en surface.
  4. Préforme fibreuse selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, dans laquelle les fils ou torons longitudinaux (c1-c16) sont des fils ou torons de chaîne et les fils ou torons transversaux (t1-t16) sont des fils ou torons de trame.
  5. Pièce (1) en matériau composite à renfort fibreux densifié par une matrice comprenant une préforme fibreuse (100) selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, la pièce ayant une première paroi (2) et une deuxième paroi (3) formées par la première peau (110) et la deuxième peau (120) de la préforme fibreuse (100) entre lesquelles s'étend un élément de raidissement (4) formé par la portion centrale (130) de ladite préforme.
  6. Pièce selon la revendication 5, constituant une aube de turbomachine aéronautique (200), la première paroi (2) et la deuxième paroi (3) correspondant respectivement à une face intrados (210) et à une face extrados (220) de l'aube.
  7. Pièce selon la revendication 6, comprenant une paire de brides centrale (230) et au moins une paire de brides latérale (240) à au moins une extrémité longitudinale, la paire de brides centrale étant formée à partir d'une déliaison (232) ménagée dans la portion centrale (130) de la préforme fibreuse (100) et la paire de brides latérale étant formée par prolongement de la première peau (110) et de la deuxième peau (120) de la préforme fibreuse.
  8. Pièce selon la revendication 6 ou 7, comprenant un profil aérodynamique s'étendant transversalement entre un bord d'attaque (201) et un bord de fuite (202), le bord d'attaque et/ou le bord de fuite étant formé par repli de la première (110) ou de la deuxième (120) peau de la préforme fibreuse (100) sur la deuxième (120) ou la première (110) peau de la préforme fibreuse.
  9. Pièce selon la revendication 8, dans laquelle une partie d'extrémité de la première (110) ou de la deuxième (120) peau repliée est logée dans une déliaison (111) ménagée dans la deuxième (120) ou dans la première (110) peau.
  10. Pièce selon la revendication 6 ou 7, comprenant un profil aérodynamique s'étendant transversalement entre un bord d'attaque (201) et un bord de fuite (202), le bord d'attaque et/ou le bord de fuite étant formé par un tissu rapporté (140) sur la première (110) et la deuxième (120) peau de la préforme fibreuse (100).
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